RU2116490C1

RU2116490C1 - Hypersonic ramjet engine

Info

Publication number: RU2116490C1
Application number: RU96124795A
Authority: RU
Inventors: Д.А. Новосельцев
Original assignee: Омский государственный технический университет
Priority date: 1996-12-31
Filing date: 1996-12-31
Publication date: 1998-07-27

Abstract

FIELD: power plants for aero-space aeroplanes; winged missiles. SUBSTANCE: engine has straight-flow combustion chamber and liquid propellant supply system. Central body with turbo-pump unit arranged in it is mounted coaxially relative to straight-flow combustion chamber. Turbo-pump unit includes axial-flow gas turbine and group of high-pressure centrifugal pumps with parallel delivery of fuel mounted on common shaft. Located around impellers of pumps are concentric fuel manifolds where bands of jet liquid injectors are provided at shifted pitch. Injectors may be made in form of tangential bores in walls of manifolds. Turbine is located after pumps in way of flow. EFFECT: improved power characteristics of engine. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиации и ракетной технике и может быть использовано в двигательных установках воздушно - космических самолетов, крылатых ракет и других гиперзвуковых летательных аппаратов. The invention relates to aviation and rocket technology and can be used in propulsion systems of aerospace aircraft, cruise missiles and other hypersonic aircraft.

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель, расположенный под фюзеляжем воздушно - космического самолета, представляющий собой щелевой канал переменного сечения, содержащий сверхзвуковой диффузор внутреннего сжатия, камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расширяющегося участка, и расширяющееся сопло, с расположенными в камере сгорания поясами топливных форсунок. Для повышения эффективности работы двигателя поверхность крыла самолета используется в качестве дополнительного элемента сжатия и расширения, а часть форсунок вынесена во входной диффузор [1]. Known hypersonic ramjet engine located under the fuselage of an aerospace aircraft, which is a slotted channel of variable cross section, containing a supersonic diffuser of internal compression, a combustion chamber, consisting of a constant section and an expanding section, and an expanding nozzle, with fuel injector belts located in the combustion chamber . To increase the efficiency of the engine, the wing surface of the aircraft is used as an additional element of compression and expansion, and part of the nozzles is carried out in the inlet diffuser [1].

Основным недостатком известной схемы гиперзвукового прямоточного двигателя является низкая эффективность смесеобразования и горения при распылении жидкого топлива в сверхзвуковом потоке, что приводит к увеличению длины прямоточной камеры сгорания. The main disadvantage of the known scheme of a hypersonic ramjet engine is the low efficiency of mixture formation and combustion when spraying liquid fuel in a supersonic stream, which leads to an increase in the length of the ramjet combustion chamber.

Известен комбинированный ракетный двигатель, содержащий прямоточную камеру сгорания, спрофилированную для сверхзвукового горения, систему подачи жидкого топлива и ракетный двигатель твердого топлива с вращающимися газоводами, оснащенными механическими приводами. В форсуночные головки газоводов осуществляется подача жидкого топлива. Газоводы оканчиваются соплами Лаваля с эллиптическими выходными сечениями, в стенках которых выполнены сквозные окна. При вращении газоводов сверхзвуковой поток топлива, представляющего собой смесь продуктов сгорания твердого топлива и паров жидкого топлива, истекает соосно сверхзвуковому потоку в прямоточной камере сгорания, и частично - в радиальной плоскости камеры сгорания в виде вращающихся струй, что способствует более интенсивному смесеобразованию, с дальнейшим дожиганием топливовоздушной смеси в сверхзвуковом потоке [2]. Known combined rocket engine containing ramjet combustion, profiled for supersonic combustion, a liquid fuel supply system and a solid fuel rocket engine with rotating gas ducts equipped with mechanical drives. Liquid nozzles are supplied to the nozzles of the gas ducts. Gas ducts end with Laval nozzles with elliptical outlet sections, through the walls of which are made through windows. When the gas ducts rotate, the supersonic fuel flow, which is a mixture of solid fuel combustion products and liquid fuel vapors, flows coaxially to the supersonic flow in the direct-flow combustion chamber, and partially in the radial plane of the combustion chamber in the form of rotating jets, which contributes to more intensive mixture formation, with further afterburning air-fuel mixture in a supersonic flow [2].

В комбинированном ракетном двигателе с вращающимися газоводами эффективность смешения выше, чем в двигателе - аналоге, но усложнение конструкции, включающей дополнительные механические приводы и источник энергии - ракетный двигатель твердого топлива, ведет к повышению стоимости двигателя и снижению его надежности. Кроме того, время эффективной работы двигателя ограничено запасом твердого топлива, что исключает возможность применения такого двигателя в качестве маршевого при длительном гиперзвуковом полете. In a combined rocket engine with rotating gas ducts, the mixing efficiency is higher than in an analog engine, but the complexity of the design, which includes additional mechanical drives and an energy source - a solid fuel rocket engine, increases the cost of the engine and reduces its reliability. In addition, the time of effective operation of the engine is limited by the supply of solid fuel, which excludes the possibility of using such an engine as a mid-flight during a long hypersonic flight.

Целью изобретения является повышение энергетических характеристик двигателя за счет интенсификации смесеобразования и горения в сверхзвуковом потоке, без использования дополнительных источников энергии. The aim of the invention is to increase the energy characteristics of the engine due to the intensification of mixture formation and combustion in a supersonic stream, without the use of additional energy sources.

Указанная цель достигается за счет установки, соосно осесимметричной прямоточной камере сгорания, центрального тела с расположенным в нем турбонасосным агрегатом, состоящим из установленных на общем валу осевой газовой турбины, работающей в сверхзвуковом потоке, и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельной подачей, крыльчатки которых подают жидкое топливо в концентрические топливные коллекторы. В коллекторах со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок, через которые осуществляется подача топлива в камеру сгорания в ее радиальной плоскости, с последующим воспламенением топливовоздушной смеси и стабилизацией горения в зоне повышенной статической температуры за турбиной, расположенной за насосами по течению потока. This goal is achieved by installing, coaxially axisymmetric direct-flow combustion chamber, a central body with a turbopump unit located in it, consisting of an axial gas turbine operating in a supersonic flow mounted on a common shaft, and a group of high-pressure parallel-flow centrifugal pumps, whose impellers supply liquid fuel to concentric fuel manifolds. In the collectors with a pitch shift, the belts of jet liquid nozzles are made through which fuel is supplied to the combustion chamber in its radial plane, followed by ignition of the air-fuel mixture and stabilization of combustion in the zone of high static temperature behind the turbine located behind the pumps in the flow stream.

На фиг. 1 схематически изображен гиперзвуковой прямоточный двигатель; на фиг. 2 - схема турбонасосного агрегата; на фиг. 3 - сечение А-А с указанием направлений подачи топлива и вращения вала турбонасосного агрегата. In FIG. 1 schematically depicts a hypersonic ramjet engine; in FIG. 2 is a diagram of a turbopump unit; in FIG. 3 - section AA showing directions of fuel supply and rotation of the shaft of a turbopump unit.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель представляет собой корпус 1 с осесимметричным каналом переменного сечения, содержащим входной сверхзвуковой диффузор 2, камеру сгорания, состоящую из цилиндрического участка 3 предварительного смешения и воспламенения и расширяющегося участка 4, и сверхзвуковое расширяющееся сопло 5. The hypersonic ramjet engine is a housing 1 with an axisymmetric channel of variable cross section containing an inlet supersonic diffuser 2, a combustion chamber consisting of a cylindrical section 3 of preliminary mixing and ignition and an expanding section 4, and a supersonic expanding nozzle 5.

По оси канала на полых пилонах 6 установлено центральное тело 7, в передней части которого расположен конус 8, способный перемещаться в осевом направлении. В центральном теле установлен турбонасосный агрегат 9, состоящий из группы высоконапорных центробежных топливных насосов 10 с параллельным подводом топлива и расположенной за ними осевой турбины 11, установленных на общем валу. По периметру крыльчаток насосов 10 расположены топливные коллекторы 12 с поясами струйных форсунок, выполненных со сдвигом шага в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов. On the axis of the channel on the hollow pylons 6, a central body 7 is installed, in front of which there is a cone 8 that can move in the axial direction. A turbopump unit 9 is installed in the central body, consisting of a group of high-pressure centrifugal fuel pumps 10 with parallel fuel supply and an axial turbine 11 located behind them, mounted on a common shaft. Along the perimeter of the impellers of the pumps 10 are fuel manifolds 12 with belts of jet nozzles made with a pitch shift in the form of tangential drilling in the walls of the manifolds.

Двигатель работает следующим образом. При полете с гиперзвуковой скоростью в диффузоре 2 осуществляется частичное торможение встречного потока до умеренных сверхзвуковых скоростей. Степень торможения регулируется осевым перемещением конуса 8. При вращении вала турбонасосного агрегата 9 центробежные насосы 10 подают топливо в коллекторы 12, из которых через тангенциальные струйные форсунки осуществляется подача топлива в цилиндрическую часть 3 камеры сгорания, в ее радиальных сечениях, сопровождаемая дроблением жидких струй на капли, их испарением и образованием топливовоздушной смеси. Топливо подается к насосам 10 через полости в пилонах 6 при их одновременном охлаждении. Вращение турбонасосного агрегата 9 обеспечивается действием потока топливовоздушной смеси на лопатки осевой турбины 11. При этом с ростом скорости потока в цилиндрической части 3 камеры сгорания возрастает частота вращения турбонасосного агрегата 9, что приводит к росту гидравлического давления в топливных коллекторах 12 и повышению тонкости распыления топлива. Дискретное изменение расхода топлива осуществляется изменением числа действующих насосов 10, а плавное регулирование - изменением подачи топлива на входе в насосы. При торможении части потока топливовоздушной смеси на лопатках турбины 11 за турбиной возникает зона с повышенной статической температурой, в которой осуществляется местное воспламенение смеси и стабилизация процесса горения. Дальнейшее горение гомогенной смеси происходит в расширяющейся части 4 камеры сгорания, а продукты сгорания расширяются в сопле 5, создавая тягу двигателя. The engine operates as follows. When flying at a hypersonic speed in diffuser 2, a partial deceleration of the oncoming flow to moderate supersonic speeds occurs. The degree of braking is controlled by the axial movement of the cone 8. When the shaft of the turbopump unit 9 rotates, centrifugal pumps 10 supply fuel to the manifolds 12, from which fuel is supplied to the cylindrical part 3 of the combustion chamber through tangential jet nozzles in its radial sections, accompanied by crushing of the liquid jets into droplets , their evaporation and the formation of an air-fuel mixture. Fuel is supplied to the pumps 10 through the cavities in the pylons 6 while they are simultaneously cooled. The rotation of the turbopump assembly 9 is provided by the action of the flow of the air-fuel mixture on the blades of the axial turbine 11. In this case, with an increase in the flow velocity in the cylindrical part 3 of the combustion chamber, the rotation frequency of the turbopump unit 9 increases, which leads to an increase in hydraulic pressure in the fuel manifolds 12 and an increase in the fineness of fuel atomization. A discrete change in fuel consumption is carried out by changing the number of active pumps 10, and smooth regulation by changing the fuel supply at the inlet to the pumps. When braking part of the flow of the air-fuel mixture on the blades of the turbine 11 behind the turbine there is a zone with high static temperature, in which the local ignition of the mixture and stabilization of the combustion process. Further combustion of the homogeneous mixture occurs in the expanding part 4 of the combustion chamber, and the combustion products expand in the nozzle 5, creating engine thrust.

Данное техническое решение обеспечивает повышение эффективности использования топлива в рабочем цикле двигателя, что приводит к росту его экономичности, при сокращении габаритов камеры сгорания и массы двигателя. Отсутствие дополнительных приводов и источников энергии снижает стоимость производства и отработки двигателя и повышает его эксплуатационную надежность. This technical solution provides an increase in fuel efficiency in the engine's operating cycle, which leads to an increase in its efficiency, while reducing the size of the combustion chamber and engine mass. The absence of additional drives and energy sources reduces the cost of production and development of the engine and increases its operational reliability.

Claims

1. A hypersonic ramjet engine comprising a ramjet combustion chamber and a liquid fuel supply system, characterized in that a central body is installed coaxially with the ramjet combustion chamber with a turbopump assembly located therein, consisting of an axial gas turbine mounted on a common shaft and a group of high-pressure centrifugal pumps with parallel fuel supply, around the impellers of which there are concentric fuel manifolds, in which the belt of jet liquid nozzles are made with a pitch shift.

2. The engine according to claim 1, characterized in that the nozzles are made in the form of tangential drilling in the walls of the reservoirs.

3. The engine according to claim 1, characterized in that the turbine is located behind the pumps downstream.